[发明专利]基于前馈PID控制的异面交叉快变轨道快速高精度相对指向控制方法

摘要

基于前馈PID控制的异面交叉快变轨道快速高精度相对指向控制方法，涉及一种异面交叉快变轨道快速高精度相对指向控制方法。为了解决现有的控制方法中没有关于异面交叉轨道下卫星的姿态快速、高精度跟踪指向的控制方法的问题。本发明采用欧拉角描述航天器姿态，建立航天器的动力学及运动学方程，根据含有噪声的期望角度z通过星载计算机的卡尔曼滤波算法得到精确的期望角度θ；然后设计每个轴的姿态控制律然后选用两个平行放置的单框架控制力矩陀螺控制偏航轴，选用两个飞轮分别控制滚动轴和俯仰轴；计算出陀螺力矩T和飞轮实际输出力矩uw，完成异面交叉快变轨道快速高精度相对指向控制。本发明适用于异面交叉快变轨道快速高精度相对指向控制。

主权项

基于前馈PID控制的异面交叉快变轨道快速高精度相对指向控制方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤1：确定期望姿态：假设追踪星视线轴与本体x轴重合，令期望姿态坐标系的x轴指向目标星，y轴垂直于x轴与追踪星地心矢量组成的平面，且与轨道角速度反向，z轴和x、y轴组成右手坐标系，以质心轨道坐标系作为姿态参考坐标系，则期望姿态的变化近似为绕z轴旋转；在地心惯性坐标系中，期望姿态坐标系各坐标轴单位矢量表示为：i=rt-rc|rt-rc|j=i×rc|i×rc|k=i×j---(1)]]>其中rt与rc分别为追踪星与目标星在地心惯性坐标系中的位置矢量；i、j、k为期望姿态坐标系各坐标轴的单位矢量；设x1、y1、z1为地心惯性坐标系各坐标轴的单位矢量，x2、y2、z2为质心轨道坐标系各坐标轴的单位矢量，由期望姿态坐标系各坐标轴的单位矢量i，j，k和地心惯性坐标系各坐标轴的单位矢量x1，y1，z1求得期望姿态坐标系相对地心惯性坐标系的余弦转换矩阵Rdi，由质心轨道坐标系各坐标轴的单位矢量x2，y2，z2和地心惯性坐标系各坐标轴的单位矢量x1，y1，z1求得质心轨道坐标系相对地心惯性坐标系的余弦转换矩阵Roi，则期望姿态坐标系相对于质心轨道坐标系的转换矩阵为Rdo=RdiRoiT---(2)]]>步骤2：设计标准连续型卡尔曼滤波器确定期望姿态角及其导数；期望姿态角是在以i、j、k单位矢量所在的坐标轴为期望姿态坐标系下得到的姿态角，设期望姿态角为θ，为期望姿态角θ的一阶导数，为期望姿态角θ的二阶导数；取状态矢量为通过测量得到含有噪声信息的期望角度z：z＝Hzx+v  (3)式中Hz＝[1,0,0]，v为未被估计的高频噪声；将含有噪声的期望角度z输入卡尔曼滤波器；在卡尔曼滤波器中，设三个轴的估计器取相同形式；每个轴的状态方程为：x·=Ax+Bw---(4)]]>其中，w是方差不为零的虚拟白噪声，以反映实际角加速度信息的变化特性；估计器为x·^+Ax^+K(z-Hzx^)---(5)]]>K＝PHzTR‑1   (6)PAT+AP‑PHzTR‑1HzP+BQBT＝0   (7)是对状态变量x的状态估计值；对状态变量x的状态估计值的一阶导；Q为半正定的系统噪声方差阵；R为正定的测量噪声阵；P为状态的方差矩阵；根据含有噪声的期望角度z通过星载计算机的卡尔曼滤波算法得到精确的期望角度θ；步骤3：设计每个轴的姿态控制律，姿态控制律的具体表现为控制力矩u；具有如下形式：u=a··dI+Kpe+Ki∫edt+Kde·---(11)]]>其中u为控制力矩，I为此轴主惯量，Kp为比例放大系数，Ki为积分控制系数，Kd为微分控制系数；ad为本体质心坐标系下的姿态角，为ad的二阶导数；e为欧拉姿态角误差；步骤4：选取执行机构，用两个平行放置的单框架控制力矩陀螺控制偏航轴，即z轴；用两个飞轮分别控制滚动轴和俯仰轴，即x轴和y轴。